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基于激光吸收光谱层析技术的超燃冲压发动机氢气引导煤油燃烧过程分析

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推进技术 2022年第3期43卷 61-67页

作者：饶伟宋俊玲冯高平娄登程王凯姜雅晶航天工程大学激光推进及其应用国家重点实验室北京101416

为了解超燃冲压发动机引导点火过程中燃烧流场截面参数分布特征和传播规律,利用激光吸收光谱技术对氢气引导煤油燃烧过程进行测量和分析。在约200ms的引导燃烧过程中,激光吸收光谱层析测量系统对流场截面温度二维分布进行了全程的测量,... 详细信息

为了解超燃冲压发动机引导点火过程中燃烧流场截面参数分布特征和传播规律,利用激光吸收光谱技术对氢气引导煤油燃烧过程进行测量和分析。在约200ms的引导燃烧过程中,激光吸收光谱层析测量系统对流场截面温度二维分布进行了全程的测量,时间分辨率为1ms。对于测量结果,重点分析了氢气加注、上壁面煤油加注和下壁面煤油加注三个关键阶段的流场变化规律。分析结果表明,在本论文试验所采用的引导点火方式中,火焰在上下壁面之间的传播速度约为15m/s,当煤油燃烧时,流场截面具有较强的非均匀性,高温区域集中在煤油喷注口附近,最高温度达到2500K以上。研究表明,激光吸收光谱层析技术可以为超燃冲压发动机点火过程研究提供丰富且有效的流场截面参数分布信息。

关键词：超燃冲压发动机引导点火激光吸收光谱吸收光谱层析发动机测量

超燃冲压发动机高温壁面超临界CO2冷却过程仿真研究

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超燃冲压发动机高温壁面超临界CO2冷却过程仿真研究

作者：张瑞原中南大学

学位级别：硕士

在高超声速飞行器领域,固体燃料超燃冲压发动机性能优越,但缺乏冷却工质。在本文中,提出使用超临界CO对发动机内壁进行主动冷却。本文从实验装置设计开始,采用MATLAB和FLUENT仿真软件,对超临界CO在实验段的冷却效果进行了研究。为满足... 详细信息

在高超声速飞行器领域,固体燃料超燃冲压发动机性能优越,但缺乏冷却工质。在本文中,提出使用超临界CO对发动机内壁进行主动冷却。本文从实验装置设计开始,采用MATLAB和FLUENT仿真软件,对超临界CO在实验段的冷却效果进行了研究。为满足热防护系统轻量化,将冷却发动机后的CO构成闭式冷却循环,并对其进行了数值模拟分析。主要工作和结论如下:(1)利用CEA软件计算了拟搭建实验装置中各部位的燃烧产物以及温度、压力、速度等参数,并对实验装置尺寸进行了设计。结果表明,喷管出口燃气温度为2943K,主要产物为HO、CO、CO和O,地面特征速度为1657m/s。同时计算得到了推力室和隔离段所需的冷却水流量,分别为1.3kg/s和2.2kg/s。(2)对实验段的超临界CO冷却模拟计算结果表明:1)CO流量越大,对C/Si C内壁面冷却效果越好,CO温升越小,微管式换热器内压降越大。当CO流量小于0.09kg/s时,实验段出口壁面温度高于入口处。2)CO入口压力变化对燃气温度和C/Si C内壁面平均温度影响不大,改变压力并不会影响冷却性能。3)CO初温越低,对C/Si C壁面冷却效果越好,微管式换热器内压降也越小。(3)构造了超临界CO闭式冷却循环,分析了以水、酒精和氨三种冷却介质(用于对CO进行冷却)对简单冷却循环性能的影响。结果表明:1)水作冷却介质时,闭式冷却循环的流量优势明显,但对C/Si C复合材料层冷却效果不佳;2)酒精作冷却介质时,对于较高的CO流量,闭式冷却循环流量优势才较为明显;3)氨作冷却介质,能够匹配大流量CO,但流量优势不如水;4)对水作为冷却介质的简单冷却循环进行了改进(增加一组预热器),降低了入口处CO温度,对发动机冷却产生了有益作用。但引入预热器,对降低冷却水流量效果并不显著。图77幅,表16个,参考文献76篇

关键词：超燃冲压发动机超临界CO2 冷却闭式冷却循环数值仿真

超燃冲压发动机涡轮电机泵循环方案的控制方法研究

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超燃冲压发动机涡轮电机泵循环方案的控制方法研究

作者：肖柯国防科技大学

学位级别：硕士

为解决基于碳氢燃料膨胀循环的超燃冲压发动机涡轮泵循环方案存在需辅助启动和转速控制的问题,本文设计了一种涡轮、电机、泵三者共轴的循环方案,是一种油电混合动力系统,可冷启动燃油泵,利用电机在电磁驱动与电磁制动两类工作模式之间... 详细信息

为解决基于碳氢燃料膨胀循环的超燃冲压发动机涡轮泵循环方案存在需辅助启动和转速控制的问题,本文设计了一种涡轮、电机、泵三者共轴的循环方案,是一种油电混合动力系统,可冷启动燃油泵,利用电机在电磁驱动与电磁制动两类工作模式之间的转换控制泵转速,同时在电磁制动状态下又能回收涡轮输出的富裕能量,给电池充电,提高系统的续航能力;此外通过同轴电机调速控制燃油流量供给,提高了燃油流量调节性能。本文主要通过理论分析与建模仿真的方法,对涡轮电机泵循环方案的控制方法进行研究,论文的主要创新点是:(1)涡轮电机泵循环方案设计;(2)电机工作模式切换控制算法;(3)涡轮燃油流量开度调节控制算法。文中围绕涡轮电机泵循环系统主体方案探讨了多个子方案的可行性和控制性能差异,具体包括涡轮燃油流量有无开度调节,耗能电阻与飞轮储能处理系统富余能量的选择组合,共构成“无开度电阻版”、“无开度飞轮版”、“有开度电阻版”、“有开度飞轮版”四个子方案。文中建立了系统循环动态过程的电机力学模型,给出了系统循环过程中理论最优的电机工作模式组合方案,设计了对应的电机工作模式切换控制算法,涡轮燃油流量开度调节控制算法,以及电机转速的PID比例控制与模糊控制算法。对系统循环动态过程建模仿真分析,得到的结果如下:文中探讨的四个子方案均具有可行性,转速误差均控制在5%以内,最高精度可达0.8%以内,电源电量SOC变化范围基本控制在30%～70%之间,模糊控制相比PID比例控制有更高的转速误差控制精度;涡轮燃油流量有开度调节方案相比无开度调节,在其后阶段控制优势明显,即转速误差更小,电源充放电周期更长,是无开度调节的20倍以上,更好地保护电源;飞轮储能处理系统富余能量相比耗能电阻方案,可使能量回收总体效率更高,其中飞轮储能在有开度调节方案中能量回收效果表现突出。此外,还通过仿真测试验证了本文控制算法的可靠性,即在低电量启动、大噪声负载、冲击负载、转速工况切换这些情况下,涡轮电机泵循环系统均可正常工作。最后,通过与纯电机泵循环、纯涡轮泵循环方案进行对比分析,得出本文的涡轮电机泵循环方案既有良好的续航能力,又有较好的调速性能和抗干扰性能,还可冷启动,在同类循环方案中有着突出的综合性能。

关键词：超燃冲压发动机循环方案控制方法能量回收

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激波风洞超燃冲压发动机推力测量技术研究

实验流体力学 2022年第4期36卷 103-108页

作者：赵荣娟刘施然周正吴里银吕治国中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心高超声速冲压发动机技术重点实验室绵阳621000

为满足高马赫数超燃冲压发动机研制的需求,在激波风洞中开展了超燃冲压发动机推力测量技术研究工作,采用压电式推力测量天平测量了超燃冲压发动机模型上的推力。根据试验模型的受力特性进行了天平设计与校准研究,并在激波风洞中开展了... 详细信息

为满足高马赫数超燃冲压发动机研制的需求,在激波风洞中开展了超燃冲压发动机推力测量技术研究工作,采用压电式推力测量天平测量了超燃冲压发动机模型上的推力。根据试验模型的受力特性进行了天平设计与校准研究,并在激波风洞中开展了验证性试验。在天平设计中,采用有限元力电耦合分析方法对天平性能进行了预估。分析结果表明:天平主分量的灵敏度可达到17.447 mV/N,一阶振动模态可达到1 022.40 Hz。在验证试验中,分别测量了超燃冲压发动机模型在喷注和不喷注燃料条件下的推力。试验结果表明:在2种试验状态下,发动机阻力差值最大约220 N,说明设计的压电式推力测量天平可分辨出不同试验条件下作用在发动机上的推力大小。

关键词：压电天平超燃冲压发动机推力测量激波风洞

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超燃冲压发动机布雷顿循环集成系统性能研究

超燃冲压发动机布雷顿循环集成系统性能研究

作者：王诺飞北京建筑大学

学位级别：硕士

随着飞行马赫数和飞行航时的不断提高,航空航天事业突飞猛进,但与此同时,高超声速飞行器的供电需求和发动机热防护要求也在不断提高,传统的机载发电和热防护方式均难以适用,且仅实现能量的转移而未实现能量的转换。为同时解决高超声速... 详细信息

随着飞行马赫数和飞行航时的不断提高,航空航天事业突飞猛进,但与此同时,高超声速飞行器的供电需求和发动机热防护要求也在不断提高,传统的机载发电和热防护方式均难以适用,且仅实现能量的转移而未实现能量的转换。为同时解决高超声速飞行器供电、冷却的问题,综合考虑当今主要热电转化技术的特点和高超声速飞行器的飞行要求,本文提出了新型的闭式回热式布雷顿循环（Closed regenerative Brayton cycle,简称CRBC）集成发动机冷却系统。为探究CRBC系统的冷却发电潜力、动态响应规律和实际应用可行性,首先建立了CRBC系统稳态数学模型,使用MATLAB软件先后对理想条件下和限制条件下的CRBC集成系统的热力性能进行计算,并将超临界二氧化碳（Supercritical Carbone Dioxide,S-CO）CRBC集成系统（简称S-CRBC）与氦气（Helium,He）CRBC集成系统（简称H-CRBC）的热力性能进行对比分析。为预测集成系统的动态特性,使用SIMULINK平台创建了集成系统的动态仿真模型,通过施加扰动的方式得到S-CRBC系统的动态响应规律。最后,运用热力学第二定律对系统进行了（火用）分析,并根据相关文献和实际调研对S-CRBC系统进行了质量评估。分析表明:1)理想条件下,S-CRBC的系统热效率和发电功率更优,在限制条件下,S-CRBC与H-CRBC的最佳工况热效率分别为40%和42.26%,系统循环净功分别为253.58k W和222.97k W,壁面温降分别为198.69K和260.93K。2)提高压缩机入口温度、压力和流量会降低系统发电性能,提高入口温度可以减少燃料流量需求,提高出口压力可有效提升发动机的热防护性能。系统热效率随热源功率增加,上升幅度逐渐降低,对热源功率的减小更为敏感。在冷热源双重扰动下,壁面温度和热效率波动同时受冷热源参数的变化方向、幅度和频率影响,冷热源参数的稳定性对于S-CRBC系统稳定运行至关重要。3)系统（火用）损失主要集中在换热器部分,占全系统的65.54%,系统（火用）效率较高,约为29.21%。经计算,S-CRBC系统的比功率可达0.44k W/kg,明显优于传统机载蓄电池（0.06～0.58 k W/kg）和燃料电池（0.22～0.33k W/kg）供电方式,质量惩罚更小。本文所提出的S-CRBC系统发电冷却效果好、质量惩罚小,满足高超声速飞行器的实际应用需求,且未来可提升空间较大。

关键词：超燃冲压发动机回热式布雷顿循环 S-CO2 (火用)分析动态仿真

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固体燃料超燃冲压发动机关键基础技术问题

固体火箭技术 2022年第6期45卷 908-919页

作者：陈鹏鑫武志文张皓魏志军王宁飞北京理工大学宇航学院北京100081 西安现代控制技术研究所西安710065

针对固体燃料超燃冲压发动机的应用背景、技术优势和发展需求,对制约固体燃料超燃冲压发动机进一步工程化应用所面临的主要关键基础技术进行系统梳理。通过对固体燃料超燃冲压发动机工作原理、点火和火焰稳定性、燃面退移速率模型、固... 详细信息

针对固体燃料超燃冲压发动机的应用背景、技术优势和发展需求,对制约固体燃料超燃冲压发动机进一步工程化应用所面临的主要关键基础技术进行系统梳理。通过对固体燃料超燃冲压发动机工作原理、点火和火焰稳定性、燃面退移速率模型、固体燃料种类、超燃冲压发动机试验台技术特点及固体燃料超燃冲压发动机工作性能的阐述,详细分析了固体燃料超燃冲压发动机技术研究的进展和难点,并对固体燃料超燃冲压发动机未来研究趋势进行了展望。研究认为,固体燃料在超声速流动下的细化燃烧反应机理还需要进行深入研究,需要建立更加完善的超声速细化燃烧模型;考虑不同的固体燃料,固体燃料配方不同,带来推力性能和燃烧效率也不一样,需要推动固体推进剂技术改良;发动机地面试验测量方式过于单一,需要发展先进的测量手段。

关键词：超燃冲压发动机固体燃料超声速燃烧燃面退移速率

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激波风洞超燃冲压发动机推阻测量技术

空气动力学学报 2022年第1期40卷 141-148页

作者：陈勇富卢洪波文帅陈星孙日明中国航天空气动力技术研究院北京100074

面向高马赫数超燃冲压发动机推阻性能测量需求,基于FD-21高焓激波风洞,建立了基于自由飞原理的发动机模型推阻测量技术,创新引用了电永磁铁悬挂释放技术与高精度时序控制技术。设计了梯形多孔圆形阵列标记板,使用基于圆形特征阵列标记... 详细信息

面向高马赫数超燃冲压发动机推阻性能测量需求,基于FD-21高焓激波风洞,建立了基于自由飞原理的发动机模型推阻测量技术,创新引用了电永磁铁悬挂释放技术与高精度时序控制技术。设计了梯形多孔圆形阵列标记板,使用基于圆形特征阵列标记与图像识别技术的模型典型特征追踪方法,并对位移原始数据进行最近邻离群点剔除,用二阶中心差分求取模型加速度并进行傅里叶频谱分析,通过巴特沃斯低通滤波方法去除微分运算引入的高频噪声。进行了发动机模型自由落体运动试验和通流试验,探讨了自由飞测力技术的数据处理方法,获得了发动机模型的受力数据,给出了测量技术的精准度。在自由落体运动试验中,获得的加速度与当地标准重力加速度值偏差约为±2%。在FD-21风洞名义马赫数10模拟条件下进行了两次冲压发动机通流试验,获得的水平方向加速度相对偏差为2.32%,竖直方向加速度的相对偏差为7.44%。

关键词：高焓激波风洞超燃冲压发动机推阻测量技术自由飞图像识别

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超燃冲压发动机一体化设计及数值模拟

航空动力学报 2009年第4期24卷 911-917页

作者：李建平宋文艳郑亚明罗飞腾西北工业大学动力与能源学院西安710072

以一体化设计的思想,对超燃冲压发动机各部件进行了初步设计.采用CFD方法对所设计的构型进行了流场数值模拟和性能计算,数值模拟结果与实验值比较吻合.分析总结了发动机各部件和整机的流场及性能变化规律,比较了发动机工作和不工作情况... 详细信息

以一体化设计的思想,对超燃冲压发动机各部件进行了初步设计.采用CFD方法对所设计的构型进行了流场数值模拟和性能计算,数值模拟结果与实验值比较吻合.分析总结了发动机各部件和整机的流场及性能变化规律,比较了发动机工作和不工作情况下的性能变化.研究结果对超燃冲压发动机一体化设计及其性能变化研究具有一定参考价值.

关键词：超燃冲压发动机一体化设计数值模拟性能

超燃冲压发动机尾喷管性能对型面参数的回归研究

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航空动力学报 2013年第9期28卷 2029-2036页

作者：张文电王一白刘宇覃粒子张晓源何淼生北京航空航天大学宇航学院北京100191

为了研究型面参数对基于三次曲线构型的超燃冲压发动机尾喷管性能的影响规律,采用均匀设计和回归分析的方法开展了型面参数化研究,得到了尾喷管性能参数与构型参数间的回归模型.研究表明下壁面高度对尾喷管的升力性能影响不显著,其余型... 详细信息

为了研究型面参数对基于三次曲线构型的超燃冲压发动机尾喷管性能的影响规律,采用均匀设计和回归分析的方法开展了型面参数化研究,得到了尾喷管性能参数与构型参数间的回归模型.研究表明下壁面高度对尾喷管的升力性能影响不显著,其余型面参数对尾喷管性能有影响且为交互作用.同时,上下壁面出口高度增加能提高尾喷管推力性能,上壁面长度增加对升力性能有益,而上壁面出口高度和角度的增加则反之;上壁面出口高度对俯仰力矩性能的影响与升力性能类似,但俯仰力矩性能与上壁面入口角度呈正相关,而出口角度在大部分情况下对俯仰力矩性能呈负相关;下壁面在一定范围内截短对上壁面压强分布影响不显著.

关键词：超燃冲压发动机尾喷管均匀设计回归研究参数化研究